本发明属于静热联合试验技术,涉及一种超音速进气道内部变温加热方法。
背景技术:
导弹在超音速飞行时,进气道存在严重的气动加热现象,进气道内部空气温度和流量随着飞行时间的增加而变化。为考核进气道在热载荷条件下的承载能力,需进行热试验模拟进气道在全弹道情况下进气道的气流加热历程。若采用传统的石英灯内部辐射加热的方法,受限于进气道尺寸及结构,难以实现。
技术实现要素:
本发明要解决的技术问题是:提供了一种全弹道情况下超音速进气道内部变温加热方法。
为解决上述技术问题,本发明采用下述技术方案:一种超音速进气道内部变温加热方法,包括下述步骤:
步骤1,按照进气道气流流向连接常温气源、空气加热器、闸阀、比例阀、双向阀、旁路出口、进气道;所述闸阀带流量计;所述比例阀带流量计;
步骤2,进气道安装热电偶;
步骤3,常温气流经管路进入空气加热器进行加热;
步骤4,调节闸阀、比例阀的流量和温度。
本发明的有益效果是:本发明通过同时控制流量和温度,可以更加真实地模拟全弹道情况下超音速进气道的环境。
附图说明
图1为本发明的进气道温升曲线;
图2为本发明的进气道流量曲线;
图3为本发明中进气道调温示意图;
其中,1-常温气源、2-空气加热器、3-闸阀、4-比例阀、5-双向阀、6-旁路出口、7-波纹管、8-进气道、9-管路。
具体实施方式
下面结合附图说明本发明的具体实施方式。
本发明所述超音速进气道内部变温加热方法具体步骤如下:
步骤1,用管路、波纹管连接常温气源,空气加热器,闸阀(带流量计),比例阀(带流量计),双向阀5,旁路出口6,进气道8。
按照图3,将管路9、波纹管7连接常温气源1,空气加热器2,闸阀3(带流量计),比例阀4(带流量计),双向阀5,旁路出口6,进气道8进行安装。
步骤2,进气道安装热电偶;
在进气道8内部安装热电偶,测量进气道8内部空气的温度。
步骤3,常温气流经管道进入空气加热器进行加热。
常温气源1通过管路9进入空气加热器2,进行预热,得到高温气流。高温气流经管路9流向闸阀3(带流量计),再经管路9流向双向阀5,同时常温气源1经管路9流向比例阀4(带流量计),再经管路9流向双向阀5,双向阀5开旁路出口6排出过热气流。经双向阀5汇合后的气流,通过波纹管7流向进气道8。
步骤4,调节闸阀、比例阀的流量和温度。
将热电偶所测温度反馈回闸阀3(带流量计)和比例阀4(带流量计)。根据进气道温升曲线图1和进气道流量曲线图2,控制闸阀3(带流量计)、比例阀4气流的温度,调节闸阀3(带流量计)、比例阀4(带流量计)的流量,并同步实时变动,控制进气道8空气温度。